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1 国外应用现状
20世纪60年代，复合材料开始被用来设计制造直升机的整流罩等次承力结构，之后波音、西科斯基和空直等欧美直升机设计制造公司持续关注并开展诸如旋翼结构技术验证项目、高生存性且低成本可修复机体结构等直升机高性能复合材料应用项目的研究，目前欧美直升机设计制造企业在复合材料的研制开发、设计应用、制造水平上均处于世界前列，NH-90、CH-53K型直升机中复合材料的用量超过90%以上。
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1.1 未来垂直升力项目
未来垂直升力（FVL）项目是美国陆军卓越中心牵头的国防部联合研发项目，主要是用来满足美国陆军和海军陆战队对武装直升机和通用运输直升机的需求，预计在2030年左右取代现有的H-1和H-60机队，降低美军直升机的研发和使用维护成本[2]。最终有两款型号入选该项目，分别是西科斯基和贝尔公司联合研制的V-280“勇士”倾转旋翼机、波音公司的SB-1“无畏”。
作为贝尔公司的第三代倾转旋翼机V-280，设计人员的关注重点在低成本和设计简化的可靠性上，通过采用先进材料、自动制造工艺，使用设计制造一体化及低成本研发工具使得研发成本得到明显降低。蒙皮与肋的装配过程使用高性能的室温固化胶进行胶接，设计选用IM10碳纤维环氧宽幅预浸料，通过手工铺放，制造大尺寸碳纤维蜂窝夹芯结构机翼大梁、蒙皮及肋结构，得益于上述方法的使用，V-280型机的紧固件使用量降低95%，劳动力总成本降低57%[3]。
波音公司采用在V-22鱼鹰运输机机身蒙皮和波音787客机制造过程中已应用过的自动纤维铺放技术（AFP）进行SB-1型机的旋翼桨叶制造。主桨叶大梁先通过机器头沿芯轴铺放出的碳纤维丝带制备出来，之后将铺放出的大梁放置在工装上通过热压罐进行固化。传统的大梁制造所采用的手工铺放工艺会出现桨叶与桨叶间离散性大、缺陷数量多且劳动力成本高的问题，采用AFP技术除避免上述手工铺放带来的问题外，还可设计制造出性能更稳定优异的无胶接接头的大梁，大幅缩短桨叶的制造周期，提高了设计自由度水平。
SB-1型机的机体结构设计制造过程借鉴应用前期的预研成果以及在波音787飞机上已应用过的先进工艺和经验，使用具有更高的比模量、比强度以及高韧性的复合材料进行结构减重设计。铆接过程采用机器人钻孔及安装紧固件，该技术相较于传统人工铆接生产，生产成本减少一半，不合格品率降低90%。
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1.2 中型直升机H-160
空直公司集成最新的创新技术研发出中型多用途直升机H-160，该型机能够满足近海运输、紧急医疗服务、私人以及公务航空等多种任务需求，得益于蓝色前缘桨叶，可为乘客提供超凡的舒适性，同时该型号也是世界上第1款全复合材料的民用直升机。该型机已于2020年取得欧洲航空安全局颁发的型号合格证。
H-160直升机使用球柔性旋翼构型，其中的桨毂中央件作为旋翼的核心关键件承受离心力、升力、旋转弯矩、主旋翼扭矩和剪切载荷，受力情况及其复杂。空直公司现有型号的桨毂中央件均为钛合金材料制成，其4500飞行小时的使用寿命远低于直升机10000飞行小时的全寿命周期。空直公司在H-160型号设计中创新性的选用聚醚醚酮（PEEK）热塑性树脂碳纤维复合材料替代传统的钛合金材料制造桨毂中央件，其中的PEEK树脂是已知的商业化树脂中耐疲劳性能和抗剪切性能最佳的树脂，相较于目前常用的环氧树脂，其抗剪切性能提高18%，疲劳性能提高50%。H-160型机使用热塑性复合材料设计制造主旋翼桨毂中央件，并成为全球首个依据最新版FAA/EASA 27.573条《复合材料旋翼航空器的损伤容限恶化疲劳评定》开展适航符合性认证工作的机型[4]。
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1.3 重型直升机CH-53K
美国国防部2005年底批准西科斯基公司的CH-53K发展计划，西科斯基公司开始为美国海军陆战队研发一款全新设计的重型直升机，用来替换在伊拉克战争中损耗严重的CH-53E直升机机队，该型机于2015年底首飞成功，预计在2029年形成完整的作战能力。西科斯基公司针对该型号提出5大关键技术，分别是GE38涡轴发动机、转矩分流传动、线传飞控、第四代旋翼桨叶以及创新轻质复合材料机身结构[5]。
CH-53K型机应用的创新轻质复合材料技术中的典型结构代表是无轴承尾桨复合材料柔性梁。作为尾桨飞行关键部位，复合材料柔性梁的作用是将所有桨叶的大梁和上下蒙皮连接到尾桨轴，其结构形式呈狗骨头状，尺寸达到1626mm×343mm×76mm，由737层预浸料铺覆而成，结构沿着中轴9°扭转。由于该件结构形式复杂，铺层数量过多，若采用传统的工人手工铺贴制造，会产生制造工时多，产品合格率低，生产成本过高的问题。为避免上述问题，海军航空司令部于2011年同Accudyne系统公司签订合同，由其开展CH-53K型号的尾旋翼柔性梁自动铺放技术的研究工作[6]。
2 国内应用现状及与国外差距情况
我国于20世纪80年代从法国引进SA-365N型直升机，并成功国产化为Z9系列直升机，我国从此开始在直升机领域大规模应用复合材料进行结构设计制造，应用部位包括旋翼系统、整流罩、机身蒙皮等机体主、次承力结构，结构形式包括层压板、蜂窝/泡沫夹层结构，选材类型涵盖碳纤维、高模量碳纤维、高强玻璃纤维、无碱玻璃布和芳纶纤维环氧树脂基复合材料。
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2.1 应用现状
国产直升机目前已在旋翼桨叶、机体结构的结构设计中大量选用系列化的中、高温环氧树脂基复合材料，T300级碳纤维、R级高强玻璃纤维、无碱玻璃布均得到广泛应用，复合材料件的制造以热压罐成型为主，并已开展非热压罐成型固化、3D编织等先进的复合材料成型工艺的应用研究。
21世纪后，我国基本实现碳纤维和高强玻璃纤维材料的国产化研制，形成了国产复合材料从原材料生产、结构设计、工艺制造、无损检测和试验验证的统一规范，掌握复合材料积木式试验从试样级-元件级-组件级-部件级-系统级的试验设计和试验结果的分析验证能力。
2.2 国内外差距
近年来，国产直升机结构中复合材料的应用量已大幅提升，但较欧美直升机企业仍有一定差距，主要表现为：国产复合材料的性能稳定性有待提高;非热压罐成型技术和低成本复合材料技术与国外存在技术代差;复合材料修理技术水平较低。
另外，国内新研直升机的复合材料结构采用传统的积木式试验进行鉴定取证，需要进行大量的试验验证，造成经费成本增加以及取证周期延长。目前，波音公司针对AH-64D型号的旋翼桨叶复合材料验证所提出的嵌套式认证方法已编入CMH-17G手册中，试验数量得到大幅减少，美国旋翼机工业协会针对FVL项目新研的复合材料提出高置信度虚拟认证技术[7]。国内对于嵌套式认证方法应用以及高置信度虚拟认证技术的研究正处于前期理论研究阶段。
3 发展趋势
复合材料在直升机结构中的应用比例和重要性不断提高，未来复合材料的发展方向主要为结构功能一体化、高性能和高稳定性、低成本以及智能化。
3.1 结构功能一体化
直升机可以在任何条件跑道上进行低空长时间悬停的飞行特点决定其无法避免因下洗气流造成的跑道沙石对复合材料结构产生低能量冲击的问题，直升机因难以设置弹射座椅的现实情况决定在设计时需按抗坠毁要求设计复合材料结构，军用直升机还需考虑隐身、防弹等要求。未来直升机复合材料结构设计需保证结构性能与功能性相结合，如目前已提出的一体化保护蒙皮[8]概念，在保证复合材料蒙皮具有更好的气动外形效果的同时，极大提高直升机的隐身性能。
3.2 高性能和高稳定性
直升机的旋翼系统振动特性复杂，结构面临严重的刚度、疲劳和寿命问题，对未来直升机用复合材料提出了高性能和高的性能稳定性要求。目前该方面的前沿技术有纳米颗粒改性增韧树脂和热塑性树脂等，不仅要保证纤维的高模量和高增强性，还要提高树脂基体的韧性和耐湿热性能力。
3.3 低成本
直升机结构设计的一个主要关注点是减重问题，通过选用高性能复合材料进行结构减重，可以有效降低用户的运营成本，但目前复合材料的制造成本相对于铝合金来说居高不下，并未有效降低制造企业的生产成本，因此直升机结构用复合材料的未来发展方向是在其全寿命周期内的低成本化，即材料、制造、维护3个方面的低成本化。目前该方向的前沿技术包括非热压罐固化技术、自动铺丝技术、复合材料结构修理标准化等。
3.4 智能化
直升机未来的结构设计需关注智能复合材料的发展情况，即具有自感知、自诊断、自修复以及自适应的复合材料技术。目前的前沿技术例如具有自修复能力的树脂，以及含有智能纤维的复合材料，这些技术有助于直升机复合材料结构实现振动和噪声控制、主动变形以及获得结构状态自诊断、损伤自修复的能力。
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4 结论
我国直升机保有量较欧美发达国家差距较大，未来国内对直升机的需求依然旺盛，在直升机结构中选用复合材料有利于提高材料力学性能、减轻结构重量、减少生产成本及制造周期，而满足高性能轻质化结构设计的高性能复合材料将是未来直升机结构设计领域发展的聚焦点之一。根据国外目前高性能复合材料的发展趋势，我国应关注具有结构功能一体化的复合材料技术;以高性能的热塑性树脂基为代表的高性能复合材料技术;以非热压罐固化、自动铺丝为代表的低成本成型技术;以具有自感知、自诊断、自修复以及自适应的智能化复合材料技术，同时应该关注开展复合材料嵌套式认证方法以及高置信度虚拟认证技术的研究。“一代材料、一代装备”，我国在高性能复合材料的研发应用上虽同国外存在差距，但随着国家多个预研项目支撑及型号牵引下，应该相信未来国内复合材料技术必将迎头赶上世界先进水平。
参考文献：
[1] MRAZOVA M. Advanced composite materials of the future in aerospace industry[J]. Incas Bulletin， 2013，5（3）：139-150.
[2] WHITTLE R. Karem aircraft building new tiltrotor blades[J]. Vertiflite， 2016， 62（1）：36-9.
[3] MAKEEV A， BAKIS C. Advanced composite materials technology for rotorcraft[C]//39th European Rotorcraft Forum. Moscow， 2013.
[4] NIKSHIKOV Y， AIROLDI L. Measurement of voids in composites by X-ray computed tomography[J]. Composites Science and Technology， 2013， 89：89-97.
[5] HE Y， MAKEEV A， SHonKWILER B. Characterization of nonlinear shear properties for composite materials using digital image correlation and finite element analysis[J]. Composite Science and Technology， 2012，73：64-71.
[6] SCHILLING P J， KAREDLA B R. X-ray computed microtomography of internal damage in fiber reinforced polymer matrix composites[J]. Composite Science and Technology， 2005， 65（14）：2071-2078.
[7] MCCARTHY D K. Dual-use structures：helicopter empennage antenna prototype[C]//71st AHS. Virginia Beach， 2015.
[8] CHEN J H， GINGRAS R. Manufacturing of composite helicopter tailboom using AFP process[C]//70th AHS. Montréal， Québec， 2014.
